CA2711604A1

CA2711604A1 - Nacelle for turbojet engine

Info

Publication number: CA2711604A1
Application number: CA2711604A
Authority: CA
Inventors: Guy Bernard Vauchel
Original assignee: Individual
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2008-01-29
Filing date: 2008-10-17
Publication date: 2010-01-07
Also published as: EP2234886A1; RU2010134974A; ES2441401T3; US20110033286A1; RU2471681C2; WO2010000953A8; BRPI0821930A2; FR2926789B1; EP2234886B1; CN101910000B; FR2926789A1; CN101910000A; WO2010000953A1; US9051054B2

Abstract

La présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur et une structure médiane comportant un carter (9) destiné à entourer ladite soufflante et auquel est rattaché la structure d'entrée d'air, cette dernière présentant au moins un panneau intérieur (41) périphérique, caractérisée en ce que le carter s'étend autour de la soufflante jusque sensiblement au niveau d'aubes (8) de la soufflante, la structure d'entrée d'air étant liée au carter par le panneau intérieur au moyen d'au moins une bride (15) périphérique structurale apte à assurer une rétention d'au moins une aube en cas de perte de cette dernière.The present invention relates to a turbojet engine nacelle comprising an air intake structure capable of channeling an air flow towards a fan of the turbojet engine and a central structure comprising a casing (9) intended to surround said fan and to which is attached the air intake structure, the latter having at least one inner panel (41) device, characterized in that the housing extends around the fan to substantially at the blades (8) of the fan, the air inlet structure being connected to the housing by the inner panel by means of at least one structural peripheral flange (15) capable of ensuring a retention of at least one blade in the event of loss of the latter.

Description

Nacelle pour turboréacteur La présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur et une structure médiane comportant un 'carter destiné à entourer ladite soufflante et auquel est rattaché la structure d'entrée d'air, cette dernière présentant au moins un panneau intérieur périphérique.
Un avion est propulsé par un ou plusieurs ensembles propulsifs comprenant un turboréacteur logeant dans une nacelle tubulaire. Chaque ensemble propulsif est rattaché à l'avion par un mât situé généralement sous une aile ou au niveau du fuselage.
Une nacelle présente généralement une structure comprenant une entrée d'air en amont du moteur, une section médiane destinée à
entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
L'entrée d'air comprend, d'une part, une lèvre d'entrée adaptée pour permettre la captation optimale vers le turboréacteur de l'air nécessaire à l'alimentation de la soufflante et des compresseurs internes du turboréacteur, et d'autre part, une structure aval sur laquelle est rapportée la lèvre et destinée à canaliser convenablement l'air vers les aubes de la soufflante. L'ensemble est rattaché en amont d'un carter de la soufflante appartenant à la section amont de la nacelle.
Le carter de soufflant est destiné à entourer la zone de soufflante du turboréacteur et s'arrête en amont sensiblement au niveau des aubes de soufflantes.
Toutefois, il convient de tenir compte du cas accidentel de la perte d'une aube de soufflante. Pour ce faire, le carter est généralement prolongé, par le biais d'une extension dite de rétention d'aube, jusqu'à
former un angle débris d'environ 1511 (généralement) par rapport à un pied d'attache de ladite aube.
Cette extension définit la position de brides d'attache entre le carter de soufflante et un panneau interne de la structure d'entrée d'air. En amont de cette interface, il n'est donc pas besoin de considérer la Nacelle for turbojet engine The present invention relates to a nacelle for turbojet comprising an air intake structure capable of channeling a air flow to a turbojet fan and a median structure having a housing for surrounding said fan and to which attached the air intake structure, the latter having at least one peripheral inner panel.
An airplane is propelled by one or more propulsion units comprising a turbojet engine housed in a tubular nacelle. Each propulsion unit is attached to the aircraft by a mast generally located under a wing or at the fuselage level.
A nacelle generally has a structure comprising an air inlet upstream of the engine, a median section intended for surround a blower of the turbojet engine, a downstream section housing means of thrust reversal and intended to surround the chamber of combustion of the turbojet, and is generally terminated by a nozzle ejection whose output is located downstream of the turbojet engine.
The air intake comprises, on the one hand, an adapted entry lip to allow optimal capture to the turbojet engine necessary to supply the blower and internal compressors turbojet engine, and on the other hand, a downstream structure on which reported the lip and intended to properly channel the air to the blades of the blower. The assembly is attached upstream of a housing of the blower belonging to the upstream section of the nacelle.
The blower housing is intended to surround the area of blower of the turbojet and stops upstream substantially at the level fan blades.
However, account should be taken of the accidental case of loss of a blower blade. To do this, the crankcase is usually prolonged, through a so-called blade retention extension, up to form an angle debris of about 1511 (usually) compared to a foot attaching said blade.
This extension defines the position of clamps between the fan casing and an inner panel of the air intake structure. In upstream of this interface, there is no need to consider the

2 structure apparente d'entrée d'air comme devant être apte à retenir le débris d'aube, ce qui permet d'avoir une structure allégée.
Pour des raisons acoustiques, il est parfois nécessaire d'éviter une rupture de panneau acoustique au niveau des brides d'attaches, comme illustré dans le document FR 2 847 304, et d'étendre la surface acoustique de la virole acoustique de l'entrée d'air vers l'amont des têtes d'aubes au dessus de l'extension de rétention d'aube, comme illustré dans le document FR 2 869 360 où un panneau acoustique de l'entrée d'air s'étend jusqu'à recouvrir cette extension de rétention d'aube.
Le document FR 2 898 870 décrit également une telle géométrie.
Toutefois, dans ce cas, la structure du panneau acoustique en aval des brides d'attache est en porte-à-faux et peut créer des perturbations aérodynamiques importantes (effets vibratoires, tolérances géométriques non contenues), ce qui risque de provoquer des perturbations aéroacoustiques plus importantes que le gain dû à la surface acoustique rapportée.
Par ailleurs, il est également nécessaire de prendre en compte la fourniture de brides d'attache du panneau acoustique qui, montées sur une peau externe du panneau acoustique pour des raisons de reprises d'efforts et de maintien structural, oblige à avoir une interface étendue et une épaisseur de structure suffisante pour le transit des efforts. Ceci a un impact sur la masse de l'ensemble. Ces brides d'attaches peuvent également nécessiter un complément de renforcement structural par rivets, ce qui entame la qualité de réponse acoustique des cellules impactées par le logement des bulbes desdits rivets.
La présente invention vise à résoudre les inconvénients précédemment mentionnés et se rapporte pour ce faire à un ensemble propulsif comportant une nacelle abritant un turboréacteur, ledit ensemble propulsif comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur et une structure médiane comportant un carter entourant ladite soufflante et auquel est rattaché la structure d'entrée d'air par l'intermédiaire d'au moins un panneau intérieur périphérique de ladite structure d'entrée d'air, caractérisée en ce que le carter s'étend autour de la soufflante jusque sensiblement au niveau d'aubes de cette dernière, la structure d'entrée d'air étant liée au carter par WO 2010/000952 apparent structure of air intake as to be able to hold the debris of dawn, which allows to have a lightened structure.
For acoustic reasons, it is sometimes necessary to avoid an acoustic panel break at the fastening flanges, as shown in document FR 2 847 304, and to extend the surface sound of the acoustic shell of the air inlet upstream of the heads of blades above the blade retention extension, as shown in FR 2 869 360 where an acoustic panel of the air inlet extends to cover this blade retention extension.
The document FR 2 898 870 also describes such geometry.
However, in this case, the structure of the acoustic panel downstream of the fastening flanges is cantilevered and can create significant aerodynamic disturbances (vibratory effects, tolerances geometries not contained), which may cause disturbances aeroacoustics more important than the gain due to the acoustic surface reported.
Moreover, it is also necessary to take into account the providing acoustic panel fastening flanges which, mounted on a external skin of the acoustic panel for reasons of recovery of efforts and structural maintenance, requires an extended interface and sufficient structural thickness for the transit of forces. This has a impact on the mass of the whole. These clamps can also require additional structural reinforcement by rivets, which undermines the acoustic response quality of the cells impacted by housing the bulbs of said rivets.
The present invention aims at solving the disadvantages previously mentioned and refers to this to a set propellant comprising a nacelle housing a turbojet engine, said assembly propellant comprising an air intake structure capable of channeling a flow of air to a blower of the turbojet engine and a median structure having a casing surrounding said blower and to which is attached the air intake structure via at least one inner panel peripheral of said air intake structure, characterized in that the casing extends around the blower up to substantially of the latter, the air inlet structure being connected to the housing by WO 2010/00095

3 PCT/FR2008/001464 le panneau intérieur au moyen d'au moins une bride périphérique structurale appartenant à la structure d'entrée d'air et conçue pour assurer une rétention d'au moins une aube en cas de perte de cette dernière.
Ainsi, en réalisant l'élément de rétention d'aube sous la forme d'une bride de fixation appartenant à la structure d'entrée d'air, le plan d'attache entre le carter et la structure d'entrée d'air se trouve sensiblement au niveau des aubes de soufflante et n'est plus déporté vers l'amont. On évite ainsi la présence de ruptures acoustiques sur le panneau interne ainsi que tout porte-à-faux générateur de vibrations.
Par ailleurs, la bride de liaison étant rallongée, on dispose d'une surface d'attache plus importante entre la bride et le panneau intérieur et donc une meilleure reprise des efforts.
On notera également, d'une part, que l'attache entre la structure d'entrée d'air et le carter de soufflante se fait en dehors de la zone acoustique, et d'autre part, que la bride est indépendante du carter de soufflante et peut donc être facilement changée seule en cas d'endommagement.
De manière préférentielle, la bride structurale s'étend longitudinalement vers l'amont de la structure d'entrée d'air de manière à
ce qu'elle s'étende sur un secteur formant un angle d'au moins 150 avec un pied de fixation des aubes de soufflante. On se limitera généralement à
un tel angle d'environ 150 afin de ne pas augmenter inutilement la masse de la bride et par voie de conséquence la masse de l'ensemble, mais il est bien évident que le secteur peut former un angle inférieur ou supérieur à
15 0 selon les caractéristiques du turboréacteur.
Avantageusement, la bride structurale est entièrement périphérique.
Avantageusement encore, la bride structurale est continue.
Préférentiellement, le panneau intérieur est réalisé à partir d'au moins un panneau acoustique.
Selon une première variante de réalisation, le panneau intérieur de la structure d'entrée d'air recouvre entièrement la bride structurale.
Selon une deuxième variante de réalisation, le panneau intérieur de la structure d'entrée d'air recouvre partiellement la bride structurale.
Par recouvrir, on entend que le panneau interne s'étend au dessus ou au dessous de la bride sur toute la longueur ou au moins une 3 PCT / FR2008 / 001464 the inner panel by means of at least one peripheral flange structural structure belonging to the air intake structure and designed to ensure a retention of at least one blade in case of loss of the latter.
So, realizing the dawn retention element in the form a fastening flange belonging to the air intake structure, the plane connection between the housing and the air intake structure is substantially at the fan blades and is no longer deported to the upstream. This avoids the presence of acoustic breaks on the panel internal as well as any cantilever generator of vibrations.
Furthermore, the connecting flange being lengthened, there is a greater attachment area between the flange and the inner panel and therefore a better recovery efforts.
It should also be noted, on the one hand, that the connection between air intake structure and the blower housing is done outside the acoustic zone, and secondly, that the flange is independent of the housing of blower and so can be easily changed alone in case damage.
Preferably, the structural flange extends longitudinally upstream of the air intake structure so as to it extends over a sector forming an angle of at least 150 with a foot for fixing the fan blades. We will generally limit ourselves to such an angle of about 150 so as not to unnecessarily increase the mass of the flange and consequently the mass of the whole but it is clear that the sector may form an angle at or below 15 0 according to the characteristics of the turbojet engine.
Advantageously, the structural flange is entirely peripheral.
Advantageously, the structural flange is continuous.
Preferably, the inner panel is made from less an acoustic panel.
According to a first variant embodiment, the inner panel the air intake structure completely covers the structural flange.
According to a second variant embodiment, the inner panel the air inlet structure partially overlaps the structural flange.
Covering means that the inner panel extends to above or below the flange over the entire length or at least one

4 partie de celle-ci sans être nécessairement en contact avec la bride sur tout la longueur de recouvrement.
Avantageusement, le carter possède une paroi intérieure s'étendant au moins partiellement au dessous de la bride structurale.
Avantageusement encore, le carter présente un prolongement s'étendant au moins partiellement au dessous de la bride structurale de manière à recouvrir des moyens de liaison entre la bride et le panneau intérieur de la structure d'entrée d'air.
La mise en oeuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé.
La figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une nacelle selon l'art antérieur.
La figure 2 est une vue agrandie partielle du carter de la nacelle de la figure 1.
La figure 3 est une représentation schématique agrandie de la jonction entre le carter et le panneau intérieur de la structure d'entrée d'air selon l'art antérieur.
La figure 4 est une représentation schématique agrandie de la jonction entre le carter et le panneau intérieur selon la présente invention.
La figure 5 est représentation agrandie de la figure 4.
La figure 6 est une représentation schématique d'une première variante de réalisation de l'invention.
La figure 7 est une représentation schématique d'une deuxième variante de réalisation de l'invention.
La figure 8 est une représentation schématique d'une troisième variante de réalisation de l'invention.
La figure 9 est une représentation schématique d'une quatrième variante de réalisation de l'invention.
La figure 1 représente très schématiquement une nacelle 1 constituant un logement tubulaire pour un turboréacteur 2 double flux de conception classique dont elle sert à canaliser les flux d'air qu'il génère en définissant des lignes aérodynamiques internes et externes nécessaires à
l'obtention de performances optimales. Elle abrite également. différents composants nécessaires au fonctionnement du turboréacteur 2 ainsi que des systèmes annexes tels qu'un inverseur de poussée.

A partir de son extrémité amont, le turboréacteur 2 comporte de façon connue un compresseur, une chambre de combustion et une turbine basse pression qui entraîne à son tour une soufflante 6 placée à
l'avant du turboréacteur 2. 4 part of it without necessarily being in contact with the bridle on any the length of recovery.
Advantageously, the housing has an inner wall extending at least partially below the structural flange.
Advantageously, the housing has an extension extending at least partially below the structural flange of to cover connecting means between the flange and the panel inside the air intake structure.
The implementation of the invention will be better understood by means of the detailed description below for the drawing Annex.
Figure 1 is a schematic longitudinal sectional view of a nacelle according to the prior art.
FIG. 2 is a partial enlarged view of the nacelle housing.
of Figure 1.
FIG. 3 is an enlarged schematic representation of the connection between the housing and the interior panel of the entrance structure air according to the prior art.
FIG. 4 is an enlarged schematic representation of the junction between the casing and the inner panel according to the present invention.
FIG. 5 is an enlarged representation of FIG.
Figure 6 is a schematic representation of a first variant embodiment of the invention.
Figure 7 is a schematic representation of a second variant embodiment of the invention.
Figure 8 is a schematic representation of a third variant embodiment of the invention.
Figure 9 is a schematic representation of a fourth variant embodiment of the invention.
FIG. 1 very schematically represents a nacelle 1 constituting a tubular housing for a turbojet engine 2 double flow of classic design which it serves to channel the air flows it generates into defining internal and external aerodynamic lines necessary for obtaining optimal performance. It is also home to. different components necessary for the operation of the turbojet engine 2 and ancillary systems such as a thrust reverser.

From its upstream end, the turbojet 2 comprises in a known manner a compressor, a combustion chamber and a low pressure turbine which in turn drives a blower 6 placed at the front of the turbojet 2.

5 La soufflante 6 porte un ensemble d'aubes 8 pénétrant dans un canal annulaire appelé canal de soufflante délimité entre une enveloppe externe du turboréacteur et une enveloppe intérieure de la nacelle 1.
La nacelle 1 possède une structure comprenant une section avant formant une entrée d'air 4, une section médiane 5 entourant la soufflante 6 et ses aubes 8, et une section arrière 7 entourant le turboréacteur 2 et abritant un système d'inversion de poussée (non visible).
L'entrée d'air 4 présente une partie avant 4a formant une lèvre 4a d'entrée d'air adaptée pour permettre la captation optimale vers le turboréacteur 2 de l'air nécessaire à l'alimentation de la soufflante 6 et des compresseurs internes du turboréacteur 2, et d'autre part, une structure aval sur laquelle est rapportée la lèvre 4a, comprenant un panneau externe 40 et un panneau interne 41 acoustique, et destinée à canaliser convenablement l'air vers les aubes 8 de la soufflante 6.
L'ensemble est rattaché en amont d'un carter 9 de la soufflante The blower 6 carries a set of blades 8 penetrating into a annular channel called fan channel delimited between an envelope external of the turbojet engine and an inner envelope of the nacelle 1.
The nacelle 1 has a structure comprising a section before forming an air inlet 4, a median section 5 surrounding the blower 6 and its blades 8, and a rear section 7 surrounding the turbojet 2 and housing a thrust reversal system (no visible).
The air inlet 4 has a front portion 4a forming a lip 4a air intake adapted to allow optimal capture to the turbojet engine 2 of the air necessary to supply the fan 6 and the internal compressors of the turbojet engine 2, and secondly, a structure downstream on which is reported the lip 4a, comprising an outer panel 40 and an internal acoustic panel 41, and intended to channel suitably air towards the vanes 8 of the blower 6.
The assembly is attached upstream of a casing 9 of the fan

6 appartenant à la section médiane 5 de la nacelle 1 par le biais du panneau interne 41.
Selon l'art antérieur et tel que représenté sur les figures 1 à 3, le carter 9 possède une fonction de rétention d'aube en cas de perte d'une des aubes de soufflante et possède pour ce faire un prolongement 10 s'étendant vers l'amont au delà des aubes 8 de soufflante 6 de manière à
ce que l'angle formé depuis un pied de fixation 8a d'une aube entre une extrémité 8b d'aube 8 et une extrémité 10a dudit prolongement 10 soit d'environ 15 .
La liaison entre l'entrée d'air 4 et le carter de soufflante 9 s'effectue par la mise en place d'une ou plusieurs brides 12 de liaison entre ledit prolongement 10 et le panneau interne 41.
Afin d'optimiser les performances d'atténuation acoustique, le prolongement 10 de rétention d'aube du carter 9 peut présenter un léger décrochement permettant d'étendre le panneau acoustique 41 de la structure d'entrée d'air 4 jusqu'au niveau des aubes 8 de soufflante 6 en recouvrant ledit prolongement 10. Toutefois, une telle solution présente des inconvénients qui ont été exposés précédemment.
Selon l'invention, et tel que cela est représenté sur les figures 4 à 9, le carter 9 de soufflante 6 n'intègre plus de prolongement de rétention d'aube et est limité, en amont de la nacelle, sensiblement au niveau des aubes de soufflante.
De ce fait, le carter 9 ne s'étend plus sensiblement en amont de la nacelle 1 qu'au niveau des extrémités 8b des aubes 8 de soufflante 6 et est lié par une extrémité 9a au panneau interne 41 par l'intermédiaire d'une bride 15 apte à assurer la rétention d'une aube 8 de soufflante 6 en cas de perte de cette dernière.
Une telle disposition est schématiquement représentée sur les figures 5 à 9.
Avantageusement, la bride 15 s'étend longitudinalement vers l'amont de la structure d'entrée d'air de manière à ce que ses deux extrémités forment un angle d'environ 150 avec un pied de fixation 8a des aubes 8 de soufflante 6.
Comme représenté sur la figure 7, le panneau intérieur 41 acoustique peut ne recouvrir que partiellement la bride 15. Le panneau intérieur 41 présente alors une extrémité monolithique. Ceci est avantageux en cas de nécessité de renforcement structural du panneau intérieur 41 lui-même. Le recouvrement restant de la bride 15 sur ledit panneau intérieur 41 est suffisant pour ne pas nécessiter un ajout de surface de contact supplémentaire, ce qui préserve la masse de l'ensemble.
Comme représenté sur la figure 8, le recouvrement de la bride 15 peut être partiel par le panneau intérieur 41 et compléter par un panneau 90 qui peut être abradable et équipe le carter 9 qui se prolonge en amont de l'extrémité 9a du carter partiellement au dessous de la bride 15.
Un prolongement 91 du carter 9 au dessous de la bride 15 peut servir d'interface entre le panneau 90 et la bride 15.
Comme représenté sur la figure 9, la longueur de la bride 15 permet d'assurer un recouvrement suffisant du panneau intérieur 41 et autorise un montage de la bride 15 sur ledit panneau intérieur 41 au moyen de fixation 42 situées dans une zone aval monolithique du panneau intérieur 41. L'extrémité amont 9a du carter 9 présente un prolongement 6 belonging to the median section 5 of the nacelle 1 through the internal panel 41.
According to the prior art and as represented in FIGS. 1 to 3, the housing 9 has a blade retention function in case of loss of a fan blades and has an extension 10 extending upstream beyond the blades 8 of the fan 6 so as to what the angle formed from a fixing foot 8a of a blade between a end 8b of blade 8 and one end 10a of said extension 10 is about 15.
The connection between the air inlet 4 and the fan casing 9 is carried out by the establishment of one or more flanges 12 of connection between said extension 10 and the inner panel 41.
In order to optimize acoustic attenuation performance, the 9 blade retention extension of the housing 9 may have a slight recess for extending the acoustic panel 41 of the air intake structure 4 up to the level of the fan blades 8 in covering said extension 10. However, such a solution presents disadvantages that have been exposed previously.
According to the invention, and as shown in FIGS.
at 9, the blower housing 9 no longer includes a retention extension dawn and is limited, upstream of the nacelle, substantially at the level of fan blades.
As a result, the casing 9 no longer extends substantially upstream of the nacelle 1 at the ends 8b of the blades 8 of the fan 6 and is connected by an end 9a to the inner panel 41 via a flange 15 adapted to ensure the retention of a blade 8 of blower 6 in case of loss of the latter.
Such a provision is schematically represented on the Figures 5 to 9.
Advantageously, the flange 15 extends longitudinally towards upstream of the air intake structure so that its two ends form an angle of about 150 with an attachment foot 8a of fan blades 8 6.
As shown in FIG. 7, the inner panel 41 The acoustic panel may only partially cover the flange 15. The panel interior 41 then has a monolithic end. this is advantageous in case of need for structural reinforcement of the panel inside 41 himself. The remaining covering of the flange 15 on said interior panel 41 is sufficient not to require an addition of additional contact area, which preserves the mass of all.
As shown in FIG. 8, the flange cover 15 may be partial by the inner panel 41 and supplemented by a panel 90 which can be abradable and equips the housing 9 which extends into upstream of the end 9a of the housing partially below the flange 15.
An extension 91 of the housing 9 below the flange 15 can serve interface between the panel 90 and the flange 15.
As shown in FIG. 9, the length of the flange 15 ensures sufficient coverage of the inner panel 41 and allows a mounting of the flange 15 on said inner panel 41 by means of 42 located in a monolithic downstream zone of the panel 41. The upstream end 9a of the housing 9 has an extension

7 92 non structural apte à recouvrir l'aval de la bride 15 et à assurer une continuité aérodynamique avec le panneau intérieur 41.
Bien évidemment, d'autres configurations peuvent être envisagées. Notamment les moyens de fixation 42 peuvent être disposés en amont (figure 9) ou en aval (non représenté) du plan de jonction de la bride 15 avec le carter 9 ou encore pourra suivre une forme particulière du panneau intérieur 41 et n'être pas nécessairement rectiligne selon la direction axiale de la nacelle.
Bien que l'invention ait été décrite en liaison avec des exemples particuliers de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. 7 92 non-structural adapted to cover the downstream flange 15 and to ensure a aerodynamic continuity with the inner panel 41.
Of course, other configurations can be considered. In particular, the fastening means 42 may be arranged upstream (FIG. 9) or downstream (not shown) of the junction plane of the flange 15 with the housing 9 or may follow a particular form of inner panel 41 and not necessarily be straight according to the axial direction of the nacelle.
Although the invention has been described in connection with examples particular realization, it is obvious that it is not at all limited and that it includes all the technical equivalents of the means described and their combinations if these fall within the scope of the invention.

Claims

1. Propulsive assembly comprising a nacelle (1) housing a turbojet engine, said propulsion unit comprising an input structure of air (4) adapted to channel a flow of air to a blower (6) of the turbojet engine and a median structure (5) including a housing (9) surrounding said blower and to which is attached the air intake structure via at least one inner panel (41) peripheral of said air intake structure, characterized in that the casing extends around the blower to substantially the blade level (8) of this last, the air inlet structure being connected to the housing by the panel interior by means of at least one structural peripheral flange (15) belonging to the air intake structure and designed to ensure a retention of at least one blade in case of loss of the latter.

2. propulsion unit according to claim 1, characterized in that the flange (15) extends longitudinally upstream of the air intake structure (4) so that it extends over a sector forming an angle of at least 15 ° with a fixing foot (8a) of the fan blades (8) (6).

3. Propulsion unit according to any one of the claims 1 or 2, characterized in that the structural flange (15) is entirely peripheral.

4. Propulsion unit according to claim 3, characterized in the structural flange (15) is continuous.

5. Propulsion unit according to any one of the claims 1 to 4, characterized in that the inner panel (41) is made from at least one acoustic panel.

6. Propulsion unit according to any one of the claims 1 to 5, characterized in that the inner panel (41) of the structure air inlet (4) completely covers the structural flange (15).

7. Propulsion unit according to claim 5, characterized in what the acoustic panel (41) of the air intake structure (4) partially covers the structural flange (45).

8. Propulsion unit according to claim 7, characterized in that the housing (9) has an inner wall (90) extending at least partially below the structural flange (15).

9. Propulsion unit according to claim 7, characterized in the housing (9) has an extension (92) extending at least partially above the structural flange (15) so as to cover connecting means (42) between the flange and the inner panel (41) of the air intake structure (4).